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891.
892.
电子设备故障已成为影响飞机安全的重要因素。在装机前对电子设备开展各类可靠性试验,用于发现电子设备设计中存在的问题,为设计改进提供依据。可靠性摸底试验采用模拟飞行环境的综合应力条件,在较长的试验时间内,能够充分曝露并消除产品的早期故障。在飞机研制阶段,为确保飞机首飞和试飞安全,通过选取影响飞行安全的关键、重要电子设备开展可靠性摸底试验,确认无问题后再装机使用。结合某涡桨飞机的研制,给出涡桨飞机电子设备可靠性摸底试验的方案、试验剖面和试验应力条件的确定方法。依据本方法制定的可靠性摸底试验剖面可应用于涡桨飞机电子设备研制试验。 相似文献
893.
为了研究不同结构因素对诱导轮空化性能的影响及主次顺序,基于正交优化设计,采用数值模拟的方法,通过诱导轮可视化试验进行验证,对某型诱导轮及其改型进行了分析。仿真计算得到的不同空化数下空穴形态与实验结果吻合较好,断裂空化数的计算结果与实验结果误差为0.3%。仿真及实验结果表明,诱导轮发生扬程断裂不仅与空穴区占流道体积的大小有关,还与空穴区在流道中分布的位置有关,空穴区位置越靠后,越容易发生扬程断裂;对诱导轮空化性能及水力效率影响最大的结构因素为入口安放角,其次为入口修圆包角;入口等螺距段长度和变螺距段长度较小时可以提高诱导轮的空化性能。 相似文献
894.
在来流温度773~1 073 K、来流马赫数020~032及常压条件下,试验研究了来流温度及马赫数对一体化凹腔支板稳定器(ICBSF)贫油熄火(LBO)性能的影响。结果表明:由于凹腔结构有利于燃油的蒸发与雾化,一体化凹腔支板稳定器的贫油熄火油气比为0001 3~0002 7,具有较宽的贫油熄火边界;与传统钝体火焰器类似,一体化支板稳定器的贫熄油气比随着来流马赫数的增加而增大,随着来流温度的升高而减小。此外,当来流温度显著增高时,来流马赫数对一体化支板稳定器贫油熄火油气比的影响变弱;同样,当来流马赫数显著增高时,来流温度的影响也变弱。 相似文献
895.
以多渠道、多机制交叉耦合为热防护结构特点的新一代高超声速飞行器必须采用气动力/热与结构多场耦合计算方法进行研究。目前,国外已建立较完善的耦合分析系统并用于飞行器研制,国内的中国空气动力研究与发展中心(CARDC)也已自主研发了热环境/热响应耦合计算平台(FL-CAPTER)。为验证多场耦合计算平台所用方法的有效性和计算结果的准确性,设计并开展气动力/热与结构耦合的地面试验具有十分重要的意义。本文结合气动力/热与结构多场耦合试验设计需求,以现有材料和设备能力为依托,开展了试验风洞选取、模型尺寸估算、模型材料选择、模型气动设计与模型结构设计工作。初步研究表明,模型支撑结构附近迎风面局部高温热膨胀将有利于模型前体结构产生可观的整体变形量。本文以此设计了带压缩拐角的二级压缩面结构模型,通过短时间不锈钢模型验证试验和计算对比分析初步验证了模型设计的可行性,并以此为基础预测了高温合金模型的试验结果。为下一步开展高温合金长时间风洞试验奠定了技术基础。 相似文献
896.
897.
对于长期贮存的导弹,通常能获取的贮存信息仅为贮存期内的年检数据与少量的例行试验数据,贮存信息相对匮乏,对导弹贮存寿命与可靠性评估工作非常不利。为解决这种工程实践中存在的实际问题,发展了一种采用工程加速贮存与地面鉴定试验相结合的加速贮存信息获取方法,获取典型单机与简单系统贮存信息。将典型单机与非金属材料加速贮存信息与地面鉴定试验信息、现场贮存信息、贮存环境数据以及例行试验信息等数据信息融合处理,建立基于多源信息融合的贮存信息数据库。在此基础上,建立基于现场贮存信息与加速试验信息融合分析的导弹贮存寿命与可靠性评估方法,并给出导弹在现有贮存时间下,继续贮存一定年限的可靠度。 相似文献
898.
899.
就机头微扰动、表面粗糙度、机头顶点形状等因素对战斗机大迎角航向气动特性的影响进行了试验研究。结果表明:大迎角下飞机的航向气动特性对机头表面粗糙度和顶点形状较敏感,不同表面粗糙度和不同机头顶点形状使飞机大迎角下的侧向力和偏航力矩有较大差异,圆头机头对消除和控制飞机在大迎角下的侧向力和偏航力矩效果明显;机头颗粒和顶点细微不对称对大迎角下飞机的航向气动特性微扰动作用明显,使大迎角偏航力矩方向和极值基本确定。 相似文献
900.
连续变迎角测力试验技术在大型暂冲式跨声速风洞中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
由于暂冲式高速风洞运行时间短暂,普遍采用阶梯变迎角方式进行静态测力试验,其试验信息量难以满足先进飞行器研制的试验需求。为在暂冲式高速风洞中获得更为详尽的气动力信息,在2.4m跨声速风洞中进行了连续变迎角测力试验技术应用研究。主要介绍了该项试验技术的基本特点,给出了J7标模的主要试验结果。结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求。 相似文献